基于STK的航天器轨道仿真与设计，实用的STK仿真入门指导，可以作为专业人员的课后作业，也可作为技术人员的学习的资料。

本文档介绍了一个名为deorbit_snopt的MATLAB脚本，该脚本可用于计算使航天器在圆形或椭圆形地球轨道上脱离轨道所需的最佳脉冲机动。 用户在输入界面 (EI) 处提供初始轨道的经典轨道元素以及大地高度和相对飞行路径角目标。

在航天器编队飞行过程中,可能由于通信故障并非所有航天器都能直接获得参考信息,系统通信拓扑结构也可能发生变化。为了提高航天器编队系统的鲁棒性、降低生产成本等,本文在仅有部分航天器能直接获得参考信息和变化通信拓扑结构图的条件下,研究了一种基于一致性理论的航天器编队飞行协同控制方法,并通过仿真来验证其有效性。首先,介绍了航天器编队飞行中的一致性问题和动力学模型。然后,设计航天器编队飞行协同控制律,包括航天器编队飞行姿态协同控制律和航天器编队飞行轨道构型建立与保持协同控制律的设计。最后通过数值仿真验证了控制方法的有效性,仿真结果表明所设计的航天器编队控制方法有效。

航天器中的失重是人为地制造出来的.docx

给出了以航天飞机为例的返回航天器的再入大气层的一般微分方程，基于次方程运用高阶龙格—库塔方法求出了在不同的升阻比和再入角的情况下的轨迹变化

该文献提出了一种航天器交会任务瞬时碰撞概率预警阈值计算方法。通过引入缺失报警概率，将预警阈值确定为传播轨迹不确定性的函数，并建立了半解析计算模型。仿真结果表明，该方法能较好地利用轨道不确定性信息，为具有不确定性的交会轨迹的安全性评价提供了一种合理、准确的方法

剧烈扰动和扭矩下的姿态和轨道控制 这项工作是我的航天器系统控制研究生讲座项目。 所有这些项目，均由PID控制。 （线性） 为此项目完成了三个模拟1-在没有扭矩的情况下，首先进行转矩模拟。 2-模拟扭矩和干扰。 3-在大扭矩下进行仿真，并同时进行干扰梯度和外部干扰。

刚体航天器姿态跟踪的非线性自适应控制，杨学博，，对于多输入多输出、不确定非线性刚体航天器姿态控制系统，研究在未知惯量矩阵和外界干扰力矩的情况下航天器的姿态跟踪控制问题，

输入是开普勒轨道元素，行星属性和地面站坐标。 选项卡包括以下坐标系中的航天器轨迹图： 周生的以行星为中心的惯性以地球为中心，以地球为中心（以行星为中心的旋转） 东北向上地面轨迹水平的 包括动画和滑块控件，用于绘制在从围堵通过时间tau到任意时间t_1定义的时间范围内的航天器位置。 包括四个示例.ini配置以演示用法。 单位为国际单位制（km），具有用于选择度数或弧度的选项（自1.1.0版开始）。

执行器饱和且无角速度的容错航天器姿态控制